某高空臺氣源機組匹配計算方法及試驗技術(shù)研究

周 強 張 雷 莊春龍 賈厚林

（1.中國航發(fā)渦輪研究院；2.沈陽鼓風機集團股份有限公司）

某高空臺氣源機組匹配計算方法及試驗技術(shù)研究

周 強1張 雷2莊春龍1賈厚林1

（1.中國航發(fā)渦輪研究院；2.沈陽鼓風機集團股份有限公司）

隨著飛機飛行高度和飛行速度不斷提高，航空發(fā)動機空中工作包線范圍不斷擴大。某高空臺試驗能力顯露出不足，不能滿足新研發(fā)航空發(fā)動機試驗的需求。通過分析，發(fā)現(xiàn)其主要制約因素為氣源抽氣能力不足。為滿足新的高空模擬試驗需求，如果重新規(guī)劃擴容氣源機組，經(jīng)費和建設(shè)周期都不允許，勢必耽誤該發(fā)動機高空模擬試驗的進度。因此從現(xiàn)有氣源條件入手，設(shè)計新的氣源離心壓縮機組匹配方案和試驗工藝，建立數(shù)學建模對新匹配壓縮機的性能進行理論驗算。在理論計算合格以后，通過模擬試驗驗證了新試驗工藝的效果。

高空臺；氣源；多級機組串并聯(lián)技術(shù)；航空發(fā)動機；離心壓縮機；試驗；高空模擬試驗

0 引言

地面試車臺、高空模擬試車臺和飛行臺構(gòu)成了航空發(fā)動機整機試驗的三大主力設(shè)備。航空發(fā)動機高空模擬試車臺（簡稱高空臺）是地面設(shè)備中通過建立進排氣條件達到模擬發(fā)動機在不同高度和速度的飛行條件下的大型復雜設(shè)備系統(tǒng)。發(fā)動機的發(fā)展對高空臺的依賴性也越來越強。高空臺是航空發(fā)動機研制、改進和鑒定試驗不可缺少的重要設(shè)備和試驗手段，在航空發(fā)動機整個研制和發(fā)展中起著非常重要的作用[1]。

作為高空臺重要的組成部分，氣源系統(tǒng)一般包括：供氣設(shè)備及其附屬系統(tǒng)、抽氣設(shè)備及其附屬系統(tǒng)、空氣干燥及加降溫設(shè)備。試驗時供氣系統(tǒng)供出的增壓空氣進入加降溫系統(tǒng)，根據(jù)試驗性質(zhì)的不同，進入冷源氣路或加溫爐對氣體流量進行降溫或加溫調(diào)節(jié)，滿足不同試驗的需要[2]。

在出口側(cè)，排氣燃氣穿過擴壓器，使流量均等和壓力恢復，然后通過冷卻器減輕后續(xù)設(shè)備部件的熱載荷和降低對抽氣壓氣機功率的要求，對于連續(xù)式氣源抽氣設(shè)備，一般有引射器引氣和抽氣機抽氣兩種方案。對于航空發(fā)動機高空模擬試驗設(shè)備來說，利用抽氣機抽氣的方案，無論是從建設(shè)的投資規(guī)模、運行經(jīng)濟性，還是從建設(shè)和運行技術(shù)難度上講都優(yōu)于引射抽氣方案[3]。抽氣壓氣機負責將燃氣從高空壓力恢復到環(huán)境壓力。只有形成了低空環(huán)境壓力，排氣擴壓器的恢復才能在無排氣燃氣壓氣機的情況下給出足夠的壓力升高。所要求的相應于飛行高度的試驗艙壓力通過調(diào)節(jié)出口閥門進行調(diào)節(jié)[4]，高空臺組成見圖1。

圖1 高空臺組成系統(tǒng)Fig.1 ASTF system

2 某高空臺氣源現(xiàn)狀分析

中國航發(fā)渦輪研究院自行設(shè)計和建成了國內(nèi)首座某小型渦軸、渦槳航空發(fā)動機高空模擬試車臺。主要定位為小型渦軸，渦槳發(fā)動機的高空模擬試驗，試驗主要內(nèi)容包括：高空模擬鑒定試驗、高空性能試驗、功率變換試驗、功能試驗、進氣畸變試驗、啟動和再啟動試驗，以及高空風車旋轉(zhuǎn)試驗等[5]。

2.1 某高空臺氣源情況

某高空臺氣源系統(tǒng)主要包括A氣源廠房和B氣源廠房。其中A廠房廠房內(nèi)布置有10臺離心式壓縮機組，均為上世紀六、七十年代仿制前蘇聯(lián)壓縮機型號的產(chǎn)品[6]。B廠房有3臺離心式壓縮機組，均為2005年氣源擴容建設(shè)新購的壓縮機組，在建設(shè)周期中調(diào)試工作一度中斷，當前還未全部投入試驗運行。

2.1.1 A氣源廠房

廠房內(nèi)布置有K350和K50兩種型號離心式壓縮機組。其中1#，3#，5#，7#，9#，10#六臺機組型號為K350，主要工況作為一級供、抽氣機組使用，同時作為二級串聯(lián)供氣的第一級增壓機組與K50機組串聯(lián)。2#，4#，6#，8#四臺機組型號為K50，主要工況是與K350機組串聯(lián)供氣，作為K350的第二級增壓供氣機組使用。

壓縮機屬于超齡服役，機組性能嚴重衰減，其中K50機組運轉(zhuǎn)狀態(tài)更差。

2.1.2 B氣源廠房

B氣源廠房是氣源擴容項目，主要擴充了低壓（0.7MPa）和中壓（2.5MPa）的供氣能力，新增了高壓（5.0MPa）供氣能力。布置有H1253（11#機組），H1254（12#機組）、H1255（13#機組）共3臺離心式壓縮機組。其中H1253機組有兩種工況，第一種工況作為大氣進氣供氣機組，第二種工況作為一級抽氣機組。H1254機組作為二級、三級串聯(lián)供氣的第二級增壓機組。H1255機組作為第三級串聯(lián)供氣的第三級增壓機組。

2.1.3 C干燥降溫系統(tǒng)

C干燥降溫系統(tǒng)，主要為壓縮空氣干燥降溫。主要由噴淋塔、氣水分離器、3組硅膠干燥罐、3個旋風除塵器和2臺氣波機組成。通過流量最大為14kg/s，耐壓能力為2.5MPa（A），降溫后空氣溫度能下降到-60℃。其原理圖見圖2。

圖2 C干燥降溫系統(tǒng)示意圖Fig.2 Drying and cooling system

2.1.4 某高空臺氣源能力

A氣源廠房，B氣源廠房，C干燥降溫系統(tǒng)通過空氣管網(wǎng)系統(tǒng)與高空艙和零部件試驗器連接，工藝原理見圖3。

圖3 某高空臺氣源系統(tǒng)工藝原理圖Fig.3 Process diagram of ASTF gas source

某高空臺氣源系統(tǒng)具備低、中、高壓供氣能力和一定的空氣干燥降溫能力，同時具備一級抽氣能力，最低抽氣壓力為15kPa。但在以前的試驗中一級抽氣只進行過4×K350（1 468m3/min)的狀態(tài)，沒有超過5臺機組同時運轉(zhuǎn)。

2.2 某試驗發(fā)動機需求情況

某型渦扇航空發(fā)動機要進行0～15km的高空模擬試驗，根據(jù)其高空模擬各試驗點的技術(shù)參數(shù)，篩選出各試驗高度的大流量狀態(tài)點，按照這些狀態(tài)點的要求進行氣源機組的壓力和流量匹配，初步制定了氣源系統(tǒng)供抽氣試驗方案，見表1。

表1 某型發(fā)動機高空模擬試驗對氣源機組的需求Tab.1 The demand of ASTF gas source for a areoengine experiment

從表1中看出，在高空模擬試驗15km以下的試驗點，氣源系統(tǒng)基本能夠滿足試驗要求。但高空模擬試驗在15km的試驗點，需要建立10kPa的真空度和1900m3/min的流量，均超出了氣源抽氣的極限范圍15kPa以及以往的最大抽氣狀態(tài)。因此現(xiàn)有氣源條件無法滿足該型發(fā)動機試驗15km需求，而如果此時規(guī)劃建設(shè)新氣源將面臨兩方面的問題：

一方面是建設(shè)周期長。氣源的建設(shè)從方案設(shè)計、項目報批、設(shè)備選型、工程招投標、廠房土建、設(shè)備到貨安裝及調(diào)試到投入使用通常需要數(shù)年的時間，面對緊迫的試驗任務，沒有時間搞氣源建設(shè)。

另一方面是高昂的建設(shè)費用。建設(shè)新氣源需要購置新的壓縮機組，根據(jù)最近幾年我院采購大型國產(chǎn)壓縮機組的合同記錄，流量為數(shù)百Nm3/min的單臺機組采購費通常在數(shù)百萬元以上，加上相應的土建，管網(wǎng)閥門等配套設(shè)施，要完成某型發(fā)動機需求能力建設(shè)，費用通常需要數(shù)千萬元。

因此，通過建設(shè)新氣源的方案無法解決目前的問題，試驗工作無法開展，試驗任務將面臨被擱置的窘境，只能在現(xiàn)有氣源的基礎(chǔ)上著手。

3 試驗方案

3.1 初步試驗方案及分析

某型發(fā)動機高空模擬試驗對氣源系統(tǒng)的要求高。從表2發(fā)現(xiàn)試驗主要困難在15km高空試驗點，一級抽氣無法達到該試驗高度，超出氣源原設(shè)計能力。必須進行二級抽氣，現(xiàn)有機組選擇K50和H1254機組作為第二級抽氣機組，滿足15km高度10kPa的真空度要求。再考慮流量的調(diào)節(jié)裕度，在15km試驗點的試驗方案見表2。

表2 某型發(fā)動機15km高空模擬試驗初步試驗方案Tab.2 Preliminary experiment scheme of 15km simulation experiment for a aero-engine

其中最大狀態(tài)需要6臺套K350+K50機組（H1253+ H1254相當3臺套K350+K50的流量）二級串聯(lián)抽氣。但由于K50機組作為第二級串聯(lián)抽氣機組使用是非原設(shè)計工況，且K50機組狀態(tài)差，每次運行以后需要組織人員進行檢修，無法保證長期連續(xù)運轉(zhuǎn)。

而且H1254機組氣缸和軸承座是整體形式，兩容腔之間有氣封和油封隔絕，機組處于抽氣狀態(tài)時低壓端氣缸內(nèi)部為真空環(huán)境，由于真空吸力的作用滑油會穿過油封、氣封被吸入氣缸中，葉輪對帶有滑油的氣體做功產(chǎn)生高溫高壓，在這種情形下運行是十分危險的[7]。當時滑油泄漏問題還未得到解決，因此使用K50和H1254機組作為二級抽氣機組的方案不可行的。

3.2 新試驗方案及試驗工藝

單級機組壓比無法達到10kPa（A）真空度的要求，需要進行二級串聯(lián)抽氣，因此，只能選擇K350機組作為第二級抽氣機組。采用K350機組作為第二級抽氣機組，K350機組比K50機組流量大，一臺機組流量相當于7臺K50機組，能夠大量減少第二級機組的數(shù)量，釋放目前K50機組狀態(tài)差，H1254機組無法作為二級抽氣機組使用的困境。因此，圍繞以使用K350機組作為第二級串聯(lián)機組為思路，制定新的試驗方案。

針對某型發(fā)動機15km試驗點對氣源系統(tǒng)需求，試驗方案中對抽氣流量的需求在1000m3/min至1900m3/min之間變化，K350機組的流量按照工況點流量367m3/min計算，考慮流量調(diào)整裕度，第一級抽氣機組的數(shù)量狀態(tài)點1需要3臺，狀態(tài)點2需要5臺，狀態(tài)點3需要6臺。由于K350機組的工作壓比范圍為3～7.5，抽氣總管流量經(jīng)第一級機組壓縮（除以第一級機組工作壓比）后只需要一臺第二級抽氣機組，試驗方案見表3。

表3 某型發(fā)動機15km高空模擬試驗方案Tab.3 Simulation test scheme of 15km simulation experiment for a aero-engine

對于15km高度的試驗點提出以K350機組作為第二級抽氣機組形成n×K350+K350的試驗方案是以前沒有開展過的，機組之間的匹配性能還需要進行理論計算和試驗驗證。

4 流量匹配理論計算分析

影響兩級機組能否順利串聯(lián)并網(wǎng)的主要因素是兩級機組之間的流量匹配性，只有在兩級機組流量相匹配的條件下才能并網(wǎng)運行。試驗開展前先要對該方案使用的兩級機組之間的流量是否匹配進行理論計算。

4.1 機組流量匹配性理論計算方法

離心式壓縮機組的流量是一個動態(tài)變化的過程，是隨著出口壓力的升高逐步減小的，遵循機組自身的特性曲線。因此，計算兩級機組之間的匹配性主要工作是利用第一、二級機組的特性曲線達到動態(tài)流量質(zhì)量守恒的驗證過程。

理論計算方法是根據(jù)試驗發(fā)動機試驗點的需求，先確定第一級、二級抽氣機組的臺數(shù)，再根據(jù)機組性能曲線，由機組壓比π和進口容積流量Q的關(guān)系創(chuàng)建第一、二級機組的數(shù)學模型，根據(jù)流量質(zhì)量守恒，代入一級機組壓比π1，計算二級機組的的壓比π2，π2是實根，且在正常工作壓比范圍內(nèi)則兩級機組能夠匹配。反之則在該狀態(tài)下兩級機組無法匹配。

4.2 需計算的匹配方案

由15km試驗點3種試驗方案需要進行計算驗證，如表4。

表4 進行理論計算的串聯(lián)抽氣方案Tab.4 Three series pumping methods with theoretical calculation

4.3 機組性能曲線的數(shù)學模型

根據(jù)離心壓縮機廠家提供的機組性能曲線，以機組壓比為x軸，流量為y軸，將對應的壓比與流量數(shù)據(jù)輸入一個數(shù)據(jù)矩陣中，自動生成曲線，再選擇相似的數(shù)學模型，建立一個自定義擬合函數(shù)生成函數(shù)曲線，檢查是否與性能曲線重合。

4.3.1 K350機組性能曲線及數(shù)學模型

K350機組設(shè)計性能曲線見圖4。

圖4 K350機組設(shè)計性能曲線圖Fig.4 K350 Unit design performance curve

擬合的機組流量與流量函數(shù)公式為：

二級機組反函數(shù)：

4.3.2 H1253機組性能曲線及數(shù)學模型

由于該機組在調(diào)試過程中發(fā)現(xiàn)實際性能與設(shè)計性能有較大差異，廠家提供的預期性能曲線不能使用，在機組調(diào)試過程中重新對該機組的部分性能進行測試后[8]，在原設(shè)計性能曲線的基礎(chǔ)上進行修正，性能曲線見圖5。

圖5 H1253機組設(shè)計性能曲線修正圖Fig.5 H1253 Unit design performance curve

使用二次方程模型擬合后與原性能曲線重合度不好，使用三次方程模型擬合后與原性能曲線重合的較好，因此擬合的機組流量與壓比關(guān)系式為：

式中，QV1為K350機組體積流量；π為一抽機組壓比；QV2為H1253機組體積流量。

4.4 氣動理論

因為氣流在機組增壓的過程狀態(tài)是不斷在變化，過程計算需要不同的氣體狀態(tài)參數(shù)，因此要運用到以下公式。

4.4.1 狀態(tài)方程

對于理想氣體的狀態(tài)變化遵循著下面的規(guī)律，即理想氣體的狀態(tài)方程。

式中，p為氣體的絕對壓力，Pa；ν為氣體的比體積，m3/kg；Rg為氣體常數(shù)，對于空氣Rg=287.06J/(kg·K)；T為氣體的絕對溫度，K。

4.4.2 連續(xù)性方程

流量平衡是指機組在串并聯(lián)運行時各級抽氣機組進口總質(zhì)量流量之間的平衡關(guān)系，流體進口截面面積A1，流速為V1，密度為ρ1，出口截面面積A2，流速為V2，密度為ρ2，則單位時間內(nèi)流入1-1截面和流出2-2截面的質(zhì)量分別為ρ1V1A1和ρ2V2A2；而側(cè)表面無流體流進或流出。因此單位時間內(nèi)流入，流出控制體的質(zhì)量相等，即[9]

式中，Qm為質(zhì)量流量，kg/s；ρ為氣體密度，kg/m3；V為介質(zhì)流速，m/s；A為流通截面積，㎡；C為常系數(shù)。

忽略管網(wǎng)和機組的漏氣量，且在二抽管道不補氣的情況下，通過第一級抽氣機組的空氣質(zhì)量流量Qm1與通過第二級抽氣機組的空氣質(zhì)量流量Qm2相等，即有如下關(guān)系：

4.5 管道壓力損失計算

在計算中管道壓力損失對氣流的流量影響較大，壓力損失相關(guān)的計算為已知管路布局、幾何尺寸和通過的流量，求流動損失，即確定管路系統(tǒng)的壓力降。只有這點上管網(wǎng)的氣體消耗量與壓縮機的流量互相適應。壓縮機在特性線那點工作完全決定于管網(wǎng)的特性。而已經(jīng)建成的管網(wǎng)，其特性的改變主要是通過改變閥門的開度，即取決于閥門的特性線[10]。管道中介質(zhì)流動造成的管道總阻力損失考慮直管段的摩擦阻力損失、管道組成件的局部阻力損失及管內(nèi)介質(zhì)上升導致的靜壓損失三部分[11]。

4.5.1 沿程壓力損失計算

直管段的壓力損失是由于內(nèi)摩擦而引起的，其計算公式如下：

式中，ΔPf為直管段沿程壓力損失，Pa；λ為摩擦系數(shù)；υ為介質(zhì)流速，m/s；L為直管長度，m；d為管內(nèi)徑，m。摩擦系數(shù)λ取決于雷諾數(shù)Re，Re的計算公式如下[9]：

式中，μ為介質(zhì)的粘度，Pa·s；ρ為介質(zhì)的密度，kg/m3；其他符號意義同前。

當介質(zhì)在管內(nèi)呈層流狀態(tài)，即Re≤2 320時，摩擦損失系數(shù)與管內(nèi)壁表面性質(zhì)無關(guān)，其摩擦系數(shù)計算公式如下：

當105＜Re＜3×106時，摩擦系數(shù)計算公式如下：

介質(zhì)在管內(nèi)呈湍流狀態(tài)時，摩擦系數(shù)與管內(nèi)壁表面性質(zhì)有關(guān)。對不光滑管內(nèi)壁（如鋼管、鑄鐵管），其摩擦系數(shù)λ取決于雷諾數(shù)Re和管壁特性K/d，其中λ可從相關(guān)表中查得。

4.5.2 局部壓力損失計算

局部壓力損失是指介質(zhì)通過管件、閥門、流量計等時，由于受到阻礙而產(chǎn)生的阻力損失。其計算公式如下：

式中，ΔPζ為局部壓力損失，Pa；∑ζ為局部阻力系數(shù)之和；本次計算采用當量長度法計算，設(shè)當量長度Ld=ζ，其中Ld=（10%～15%L），本次計算取12%。其他符號意義相同。

4.5.3 上升管段靜壓壓力損失計算

上升管段靜壓壓力損失ΔPH計算公式如下：

式中，H2為管道終端標高，m；H1為管道始端標高，m；ρ為管道介質(zhì)密度，kg/m3；g為重力加速度，g=9.81m/s2；

4.5.4 管道總壓力損失

管道中總的壓力損失ΔP為沿程壓力損失ΔPf、局部壓力損失ΔPζ與上升管段靜壓壓力損失ΔPH三者之和。即有：

4.6 計算結(jié)果

計算結(jié)果以5+1二級串聯(lián)試驗為例進行說明，見表5。

表5 5+1理論計算數(shù)據(jù)Tab.5 5+1 Theoretical calculation data kPa（A）

5+1串聯(lián)時由于一抽機組數(shù)量的增加，一抽機組流量增大，一級抽氣機組壓比上升為5.6左右，但該工況下，工況點沿性能曲線向左側(cè)轉(zhuǎn)移，若工況點移到性能曲線左下部的某一流量時，流量、壓力有激烈的脈動，并引起整個系統(tǒng)振動，引起喘振[13]。因此一級機組的出口壓力得到提升，相應機組的極限抽氣范圍得到拓寬，極限抽氣能力達到5kPa（A），在操作中避免機組進入喘振區(qū)域。

5 模擬調(diào)試情況及數(shù)據(jù)分析

為驗證以K350機組作為第二級抽氣機組方案的可行性，同時檢驗理論計算的結(jié)果，在各系統(tǒng)改造建設(shè)完成后第二年3月通過了5+1二級串并聯(lián)抽氣和單臺機組供氣的聯(lián)合調(diào)試試驗。

5.1 調(diào)試數(shù)據(jù)

圖6 第一級機組試驗數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)比較Fig.6 Comparison of experimental data and theoretical calculation data of the first stage unit

項目人員進行了5＋1二級串并聯(lián)抽氣和單臺機組供氣的聯(lián)合調(diào)試試驗（圖6）。借鑒壓縮機組處于供氣狀態(tài)下的并網(wǎng)方法[14]，抽氣調(diào)試數(shù)據(jù)見表6。調(diào)試中逐步降低抽氣總管壓力，最后將機組壓力降低到5kPa（A），此時第一級11#機組壓比最高上升到了7.2，靠近機組防喘振壓比7.5，因此為降低試驗風險沒有繼續(xù)降低抽氣總管壓力。更換了第一級抽氣機組又進行了5+1二級串并聯(lián)抽氣調(diào)試，試驗數(shù)據(jù)見表7。

表6 3月25日5+1二級機組串并聯(lián)調(diào)試數(shù)據(jù)Tab.6 Experiment data of 5+1 the second stage units kPa（A）

表7 更換一級抽氣機組后5+1二級機組串并聯(lián)調(diào)試數(shù)據(jù)Tab.7 Experiment data of 5+1 the second stage units kPa（A）

表6調(diào)試數(shù)據(jù)中1#機組異常，可能為測試問題，不能作為分析數(shù)據(jù)。3#機組與11#機組的進口壓力相近，而壓比存在較大的差異。則是因為兩臺機組本身型號不同，機組的管網(wǎng)特性差異，因此機組的出口壓力不同，壓比不同。

隨著抽氣總管的壓力越抽越低，為保證第二級機組出口壓力高于大氣壓，通過調(diào)節(jié)第二級機組放空閥，保持機組出口壓力大于大氣壓，因此通過調(diào)節(jié)077閥提升第二級機組壓比，隨著機組壓比的升高，第二級機組的進口流量相應減小，因此第一級機組的出口壓力提升。

5.2 數(shù)據(jù)分析

a）第一級抽氣機組實際數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)對比，見圖6。在壓力較高區(qū)域13～10kPa（A）試驗數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)保持一致，隨著進口壓力的減小試驗數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)出現(xiàn)較大偏差，理論計算中沒有考慮氣體泄漏量的影響，可能是隨著總管壓力的降低，機組出口壓力逐步減小，機組出口放空閥門內(nèi)外壓差增大，大氣壓泄漏至機組出口造成。

b）機組5+1搭配運行的安全合理性

從第一級抽氣機組的壓比分析，在滿足某高空模擬試驗的15km高度抽氣壓力10kPa（A）時，11#機組壓比較高，也只有6.06。考慮高空艙抽氣總管到某高空臺氣源系統(tǒng)機組的壓力損失，當總管壓力在8kPa（A）時，第一級抽氣機組壓比維持在6左右，與喘振壓比7.5還有一定距離。因此在滿足抽氣流量要求的情況下，5+1機組搭配運行較為合理，能夠穩(wěn)定運行。

c）機組運行的極限工況，安全裕度

考慮高空模擬試驗中可能出現(xiàn)的一些緊急情況，造成抽氣總管的壓力波動，對機組的安全運行產(chǎn)生影響。在滿足試驗的使用條件后繼續(xù)緩慢調(diào)節(jié)922閥，降低總管壓力。當總管壓力在6kP（A）時機組運行平穩(wěn)，沒有出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。只是當總管壓力降為5kPa（A）后，11#機組壓比較高為7.2，靠近機組防喘振壓比。所以機組在滿足試驗壓力10kPa（A）的條件，具有充足的安全裕度。

6 建設(shè)方案和試驗技術(shù)優(yōu)點

此次氣源系統(tǒng)的建設(shè)方案和試驗技術(shù)的主要的優(yōu)點體現(xiàn)在以下幾方面:

6.1 首次在多級機組串并聯(lián)試驗中使用不同型號的機組

本次試驗在第一級抽氣機組使用了K350和H1253兩種不同型號的機組并聯(lián)與1臺K350機組串聯(lián)抽氣，這在國內(nèi)高空臺多級機組串并聯(lián)試驗中尚屬首次。其理論計算通過模擬試驗驗證，計算方法正確，計算結(jié)果準確有效。

在機組并網(wǎng)過程中，優(yōu)化并網(wǎng)程序克服了機組型號差異，管網(wǎng)特性差異引起的困難，最終順利完成機組并網(wǎng)的操作。該試驗方案設(shè)計思路和操作方法具有重要的參考價值。

6.2 節(jié)省大量的建設(shè)經(jīng)費

建設(shè)經(jīng)費統(tǒng)計明細見表8，共計使用81.7萬元，相比于重新購置壓縮機組，建設(shè)氣源廠房需要花費數(shù)千萬的資金是微乎其微，但該方案同樣順利完成了高空試驗，取得了相同的效果。

表8 經(jīng)費統(tǒng)計Tab.8 Cost statistics

6.3 某高空臺氣源試驗能力得到提升

氣源系統(tǒng)在沒有添加設(shè)備的前提下，系統(tǒng)的抽氣能力得到大幅提升，能夠滿足15km高度的高空模擬試驗。

本次氣源系統(tǒng)試驗技術(shù)研究使中國航發(fā)渦輪院某高空臺試驗能力得到極大的提高。為將來其它號型發(fā)動機15km以上高空臺模擬的性能試驗奠定了基礎(chǔ)。在方案的設(shè)計和實施中首次使用不同型號的大型壓縮機組作為串聯(lián)第一級機組，拓寬了高空臺氣源運行的思路，突破了高空臺氣源運行的固有模式，為將來更多形式的多級串并聯(lián)抽氣運行提供了原始的設(shè)計模型和借鑒。

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Study on Matching Calculation Method and Experimental Technology of Compressor Gas Source for ASTF

Qiang Zhou1Lei Zhang2Chun-long Zhuang1Hou-lin Jia1
（1.China Gas Turbine Establishment；2.Shenyang Blower Works Group Corporation）

As flight altitude and speed improving,the flight envelope has enlarged.The original ASTF with small exhaust capacity can’t reach the experimental technical requirements of new aero-engine.It is impossible to extend the new unit as gas source because of the high cost and long construction period.A new experimental technology of matching centrifugal compressor as gas source on the basis of the original unit was designed.The mathematical modeling of the new matching units was built which checking calculate the performance of new mathing compressors.The theoretic calculation and simulation test data were verified the new matching technology.

ASTF，gas source，multiple unit series parallel connection technology，aero-engine，centrifugal compressor，experiment，altitude simulation test

TH452；TK05

1006-8155（2017）02-0048-08

A

10.16492/j.fjjs.2017.02.0009

2017-01-06 四川 綿陽 621700